一种适用于飞机机身的薄膜减阻机构的制作方法

本发明涉及飞机设备领域，尤其涉及一种适用于飞机机身的薄膜减阻机构。

背景技术：

大型客机飞行时所消耗的大部分能量，都用于克服其与空气相对运动所产生的气动阻力。大型客机每减阻1％，大约可以增加1.6吨的载重或10个乘客。大型客机处于高雷诺数飞行环境中，湍流是其附面层流态的主要形态，并导致了高摩擦阻力。研究表明，摩擦阻力约占大型客机气动总阻力的50％，其中机身摩擦阻力又占总摩擦阻力的45％左右。由于湍流的相干结构与其产生的高摩擦阻力有着密切的关系，通过在机身表面布置肋条结构，对壁面相干结构施加影响，可以有效减少湍流摩擦阻力，提高飞机运营经济性。

文献us20170144255al公开了一种用于大型客机机翼和机身减阻的肋条结构表面的制备及使用方法。该方法采用激光蚀刻制备肋条结构。其中，布置在大型客机表面的减阻机构的肋条高度与肋间距均为60μm。然而，该类型的减阻肋条在实际运用中所获得的减阻效果有限。

文献cn105644770a公开了一种仿鲨鱼皮的减阻机翼的减阻方法。该文献通过在飞机机翼铺设由形状记忆聚合物复合材料制备的蒙皮层，加热后形成仿鲨鱼皮肋条结构实现减阻。该文献的不足之处在于：减阻机翼上需要安装额外的加热设备，系统更为复杂且增加了能耗；此外，肋条结构需借助变后缘机翼或变弦度机翼的拉伸力成形，因此无法在机身上使用。

技术实现要素：

针对根据现有技术的减阻机构的上述现状，本发明的目的之一在于提供一种适用于飞机机身的薄膜减阻机构，其能够实现较好的减阻效果。

该目的通过本发明以下形式的薄膜减阻机构来实现。该薄膜减阻机构包括基底层和薄膜层。其中所述基底层的底面能够平铺固定在所述飞机的等直段。薄膜层位于基底层的顶面，且薄膜层的朝外表面形成多条肋条，多条所述肋条彼此平行，所述肋条具有三角形横截面；

其中，所述肋条的延伸方向与所述飞机以0°攻角0°侧滑飞行时的来流方向之间的夹角θ为：0°≤θ≤10°。

试验表明，具有三角形横截面的肋条的延伸方向与飞机以0°攻角0°侧滑飞行时的来流方向之间的夹角处于0°-10°之间时具有较好的减阻效果。

根据本发明的一种优选实施方式，所述肋条的高度h1为：15μm≤h1≤25μm。对于15μm-25μm的肋条高度，其尺寸大致与机身表面的反向旋转流向涡尺寸相等，在实际运用中，具有良好的减阻效果。

根据本发明的一种优选实施方式，各个肋条的顶点之间的距离d为：15μm≤d≤25μm。

根据本发明的一种优选实施方式，所述距离d与所述高度h1相同。

根据本发明的一种优选实施方式，所述肋条的横截面呈等腰三角形构造。

根据本发明的一种优选实施方式，所述基底层和所述肋条一体形成。

根据本发明的一种优选实施方式，所述基底层的高度h2为：15μm≤h2≤25μm。

根据本发明的一种优选实施方式，所述薄膜减阻机构为pvc制件。

此外，本发明还涉及上述薄膜减阻机构的制造方法，其中，该制造方法包括：

步骤一，提供所述薄膜减阻机构的原材料以及压制件，其中，所述原材料具有平整的上表面，所述压制件的顶部包括多条彼此平行且具有三角形横截面的嵌入部；

步骤二，加热所述压制件，使得所述压制件的温度t1被加热至58-62℃；

步骤三，压制原材料：将所述压制件的顶部朝向所述原材料的顶面并下压第一深度h3，所述第一深度h3为所述薄膜减阻机构上的肋条的高度h1的1.4-1.6倍；

步骤四，冷却所述原材料并形成所述薄膜减阻机构。

与常规通过模制的方法不同，本发明的减阻机构是通过在原材料上压制后形成的。

根据本发明的一种优选实施方式，所述步骤三的压制时间为14-16s。

根据本发明的一种优选实施方式，在所述步骤三中，将所述原材料的温度t1保持在20℃-30℃。

根据本发明的一种优选实施方式，所述原材料为pvc制件，且所述压制件为铝制件。

本发明同时还涉及一种飞机，其中，该飞机的等直段上设有多组如上述任一项所述的薄膜减阻机构，且各组的薄膜减阻机构的所述肋条彼此平行。

根据本发明的一种优选实施方式，相邻的所述薄膜减阻机构之间的间距d'不小于5mm。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选实施方式，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

根据以上各实施方式，本发明的减阻机构具备下述优点：

1.肋条与来流方向呈特定角度设置，并且肋条的高度与飞机机身表面流向涡的平均尺度，减阻机构能提升近壁面湍流相干结构的高度，削弱流向涡强度，改变高速下扫流体的方向，有效减低机身摩擦阻力，提升飞机经济性。

2.与现有的飞机肋条式减阻机构采用模制的方式不同，本发明的减阻机构是通过压制原材料的方式形成，制造方法更为简单。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1是安装了本发明的优选实施方式的减阻机构的飞机的结构示意图；

图2是本发明的优选实施方式的减阻机构的立体图；

图3是图1、2的减阻机构的截面示意图；

图4是减阻机构的制造方法的流程图；

图5是根据本发明的减阻机构和现有的减组机构的减组效果的示意图。

附图标记说明：

减阻机构：10；飞机：20；

基底层：11；肋条：12；

胶水：13；离型底纸：14；

侧面：15；机身：21；

机翼：22；短舱：23；

尾翼：24；机头：31；

等直段：32；后体：33。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。在以下的具体描述中，例如“上”、“下”、“内”、“外”、“纵”、“横”等方向性的术语，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

参见图1，其示出了适于安装本发明的减阻机构10的诸如大型客机的飞机20。飞机20的气动外形主要包含机身21，机翼22，短舱23和尾翼24等。机身21包含机头31，等直段32和后体33。为了实现较佳的减阻效果，本发明的减阻机构10仅被安置在机身的等直段32。

为了便于说明，在本文中，如图1-3的坐标系中，x轴表示机身21的轴线方向；y轴表示飞机20宽度方向(机翼延伸方向)；z轴表示飞机20高度方向。

参见图2-3，本发明的薄膜减阻机构10包括基底层11和薄膜层。其中基底层11的底面能够平铺固定在飞机20的等直段32。薄膜层位于基底层11的顶面，二者可以是一体形成。薄膜层的朝外表面形成多条肋条12，多条肋条12彼此平行。薄膜减阻机构10的肋条12具有三角形横截面，更优选地，肋条12的横截面呈等腰三角形。肋条12的延伸方向与飞机20以0°攻角0°侧滑飞行时的来流方向之间的夹角θ被设成0°、5°、10°等等。

对于飞机20的攻角，其表示飞机20的升力方向矢量与飞机20x轴之间的夹角；飞机20的侧滑角表示飞机20飞行速度矢量v与其x轴之间的夹角。

研究表明，具有三角形横截面的肋条12的延伸方向与飞机20以0°攻角0°侧滑飞行时的来流方向之间的夹角处于0°-10°之间时具有较好的减阻效果，在0°时，薄膜减阻机构10具有最佳的减阻效果。

参见图3，薄膜减阻机构10为pvc薄膜肋的不干胶材料，其肋条12高度h1被优选设定为15μm、20μm、25μm等。对于15μm-25μm的肋条12高度，其尺寸大致与机身表面的反向旋转流向涡尺寸相等，在实际运用中，具有良好的减阻效果。

各个肋条12的顶点之间的距离d优选被设定为15μm、20μm、25μm等等。更优选地，距离d被设置成与高度h1相同。此时，具有三角形横截面的各个肋条12的侧面15直接相连。

根据本发明的一种优选实施方式，基底层11的高度h2被设定为15μm、20μm、25μm等。薄膜减阻机构10可通过胶水13粘连在飞机20机身的等直段32。基底层11的高度h2优选被设定成稍小于肋条12的高度。具体地，基底层11的高度h2被设定成，当薄膜减阻机构10被粘连到飞机20上时，肋条12的顶部到飞机20表面之间的距离大致为肋条12高度的两倍。

本发明还提出了不同于现有肋条12的模制制造工艺。本发明提出了“压制”的制造方法。具体地，参见图4，该制造方法包括：

步骤一，提供薄膜减阻机构10的原材料(即pvc薄膜)以及压制件，其中，原材料具有平整的上表面，压制件的顶部包括多条彼此平行且具有三角形横截面的嵌入部。压制件的顶角大致比肋条的顶角大5°-8°，压制件能够在所要形成的肋条侧面方向也形成压制的效果。

步骤二，加热压制件，使得压制件的温度t1被加热至58℃、60℃、62℃等；

步骤三，压制原材料：将压制件的顶部朝向原材料的顶面并下压第一深度h3，第一深度h3为薄膜减阻机构10上的肋条12的高度h1的1.4-1.6倍；

步骤四，冷却原材料并形成薄膜减阻机构10。冷却后的薄膜减阻机构10能够自动在高度方向(即h1的方向)和宽度方向(即d的方向)自动复原，形成所需样式的薄膜减阻机构。

其中，在步骤一中，压制件可选地为铝制件。铝制件可通过激光刻蚀的方式制成。步骤三的压制时间为14s(秒)、15s、16s，并将原材料的温度t1保持在20℃-30℃。研究表面，在该设定的压制温度、压制时间条件下，结合pvc材料的制件，薄膜减阻机构10能够容易地形成最优形式的减阻机构。

薄膜减阻机构10出厂前，可先在薄膜减阻机构10的基底层11的下方涂抹胶水13，之后再贴敷离型底纸14。使用时，操作人员将机身等直段32清理干净后，借助专用工具撕掉离型底纸14，再贴敷薄膜减阻机构10。这可以避免在飞机20的机身涂抹大面积(大于薄膜减阻机构10的基底层11的表面积)的粘胶剂，避免涂抹了粘胶剂但未贴敷上薄膜减阻机构10的位置粘连车间内的灰尘等异物。

优选地，每组减阻机构10上的肋条12数量被严格限定在一定数量内，从而使得各薄膜减阻机构10具有相对较小的尺寸，利于工作人员在周向上具有一定弧度的等直段32上铺设该薄膜减阻机构10。在装配(胶粘)至飞机20上时，各组薄膜减阻机构10被逐个安装到机身表明。

为了避免不同组的薄膜减阻机构10之间的相互影响而使得减阻效果变差，各组的薄膜减阻机构10的肋条12被设置成彼此平行。

可选地，相邻的薄膜减阻机构10之间的间距d'不小于5mm。

为了便于说明本发明的薄膜减阻机构10的效果，以下结合同现有技术的减阻机构10的对比试验进行说明。对于飞机20的减阻率，其可以采用以下公式说明：

其中cds为应用肋条12薄膜减阻方法前的机身阻力系数，cdr为应用薄膜减阻方法后的机身阻力系数。本实施例在风洞中展开，来流马赫数分别为0.6、0.7、0.785、0.8、0.82，飞行攻角为2°。实施例采用肋条12薄膜中肋条12的尺寸分别为：d＝h1＝20μm，t＝h1+h2+h3＝40μm。其中，h3为胶水13的厚度，t是薄膜减阻机构10被固定在飞机20机身后测得的数据。参见图5，在来流流速在0.55-0.75马赫时，根据本发明的薄膜减阻机构10的减阻率比现有技术的薄膜减阻机构10(文献us20170144255al，肋条12高度为60μm)大致高1.3％；当来流流速高于0.75马赫时，本发明的薄膜减阻机构10的减阻率会远远优于现有技术。

本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。

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